三向测量模式在嫦娥三号探测器中的应用

以嫦娥三号探测器的三向测量跟踪数据为依据,利用最小二乘方法分析站间钟差,在5阶拟合计算中实现了ns级的拟合精度;然后使用探测器精密星历对三向测轨数据进行标校,经过修正后的测距系统差达到10m量级,拟合噪声水平优于1m;最后将三向测量数据应用于探测器的定轨、着陆点定位和动力下降段的弹道计算,其中环月段100km×15km轨道计算结果与精密定轨相比较偏差百m级,120km×70km轨道计算结果与精密定轨相比较偏差10m量级,月面定位与双程测距加时延定位结果相比较偏差10m量级。     

深空测控网信息接口设计及嫦娥三号任务验证

为了对“嫦娥三号”任务以及后续月球与深空探测任务提供测控支持,我国在喀什和佳木斯分别新建了35m和66 m深空测控站,并组成了深空测控网.考虑到新建深空测控网既需要与我国现行航天测控网进行信息交互,又可以为国际上其他国家和组织的月球和深空探测器提供支持,在信息接口设计时充分参考了CCSDS（Consultative Committee for Space Data System,空间数据系统咨询委员会）、ECSS （European Cooperation for Space Standardization,欧洲空间标准化组织）等国际标准.重点介绍了中国深空测控网的信息接口设计,具体接口包括深空测控设备与深空任务中心间接口、深空运行管理中心相关接口以及干涉测量系统相关接口.该接口设计在“嫦娥三号”任务中得到了充分的验证,各类信息传输正确、及时、有效,为任务过程中的决策提供了支持.     

嫦娥五号月球轨道交会导引策略设计

嫦娥五号任务实现了国际首次月球无人轨道交会对接,本文详细介绍了其最终飞控实施所采用的交会导引策略的设计模型、方法和工程实现考虑。讨论了嫦娥五号月球轨道交会任务的工程设计约束和关键参数的确定,提出了一种月球轨道交会的交班点确定方法。提出了一种新的四脉冲交会策略,通过引入径向变轨控制量,固定各次变轨点位置,解决了在月球背面测控遮挡约束下确保各次变轨全过程测控可见的工程难题。针对新四脉冲方案,采用近圆轨道偏差方程提出了一种新的初值求解方法,构造了基于微分修正的精确数值求解算法,并推导了求解所需的状态转移矩阵的解析表达形式。建立了测控约束下的交会导引约束优化模型,获得了测控约束下的最优能量解,并揭示了问题的全局特性规律。给出了所提出方法在嫦娥五号实际任务中的应用,验证了此方法的正确性。     

嫦娥三号动力落月段轨迹确定策略

针对CE-3（嫦娥三号）月球探测器动力下降弧段,特别是悬停避障段频繁机动的特点,提出了采用B样条函数逼近方法进行落月轨迹确定.仿真分析表明：在动力下降运动较平滑弧段,B样条逼近法计算结果略优于多项式拟合法;而在频繁机动弧段,B样条逼近法有明显优势.计算结果表明,加入VLBI（Very Long Baseline Interferometry,甚长基线干涉测量）数据后能有效提高落月轨迹确定精度,在没有系统误差的情况下联合定位后位置精度优于50 m.此外,还分析了三向测量系统差对定位的影响,可对CE 3任务提供参考.最后对CE 3实测数据进行处理,动力落月段末点位置和着陆器定位计算值相差不到200 m.     

地球低轨道空间站往返月球的转移轨道设计

围绕地球低轨道空间站约束下的地月往返转移任务,基于圆锥曲线拼接模型和兰伯特问题提出了该约束下的地月/月地转移轨道解析设计方法,并利用高精度动力学模型对初始轨道设计方法进行了验证;对中国空间站和国际空间站往返于月球的转移轨道进行了特征分析,包括轨道转移窗口、速度增量、转移时间以及月固坐标系下的可达月球低轨道和出发月球低轨...     

嫦娥三号巡视器的惯导与视觉组合定姿定位

针对“嫦娥三号”的“玉兔号”巡视器在月面未知环境中避障与安全行进的要求,分析和阐述了“玉兔号”巡视器在地面遥操作中心的控制下利用惯导和视觉组合进行月面导航与精确定位的实现方法,并结合现有的导航定位研究对“玉兔号”巡视器导航与定位的工程创新性进行了总结,阐明了惯导定位和视觉定位技术在“玉兔号”巡视器月面探测过程中的工程应用特点.最后,通过“玉兔号”巡视器着月点的精确定位实验,验证惯导和视觉相结合的定位方法的有效性,定位精度近似达到总行驶里程的1％,这对“玉兔号”巡视器开展月面探索和准确抵达科学目标位置具有重要作用.     

月地转移轨道精确轨道设计

以基于Lambert算法的快速轨道设计结果为初值,开展精确轨道设计研究.通过对月地返回飞行阶段的摄动项和量级分析,建立了月地转移轨道的动力学方程,提出了一种双向嵌套循环搜索算法,采用该算法求解同时满足两端约束条件的精确月地转移轨道.该算法以出月球影响球的时刻和位置、速度为中间变量,一方面采用前向数值积分和微分改正法搜索满足地球再入端的轨道,另一方面采用后向数值积分并进行倾角和近月距修正得到满足月球端的轨道,通过这种双向嵌套循环,使得两段轨道在月球影响球边界处的位置和速度连续,从而获得一条完整的满足两端约束条件的月地转移精确轨道.最后以2017年1月26日出月球影响球作为返回窗口,给出了具体的设计算例,并通过STK软件仿真验证了程序的设计结果.     

基于空间RURS机构的三维仿生扑翼机构设计与分析

为实现仿昆虫翼尖的空间“8”字型运动轨迹,设计了一种基于空间revolute-universal-revolute-spherical(RURS)四杆机构的扑翼机构,通过单自由度驱动即可输出三维的空间“8”字轨迹。运用Denavit-Hartenberg参数法建立了空间四杆机构的运动学模型,利用遗传算法对机构进行了优化,得到了利于扑翼飞行的机构参数。基于该空间四杆机构的优化结果,建立了一种微型的扑翼机构虚拟样机,通过ADAMS仿真得到其输出运动并验证了运动学理论计算的正确性。所设计的扑翼机构扑动幅度达到149.8°,扭转角度达到29.9°,且“8”字型扑动规律与昆虫翅膀的运动更为相近。扑翼机构的最大尺寸不超过5.8cm,仿真发现的时间非对称扑动对气动性能有一定提升,对于微型化、轻质化、高效化扑翼飞行器的研究具有重要的参考价值。      

月球探测卫星的轨道支持

主要讨论采用月球卫星的探测方式时,月球探测器对测控系统的轨道支持要求和实现手段。重点对月球卫星转移轨道段的轨道测量和确定方法进行研究,利用仿真的地面站的测距和测角资料进行了定轨误差分析。     

月球与深空探测频率规划研究

介绍国际电（ITU）和空间频率协调组（SFGC）关于月球与深空探测频率使用的一些规定和建议,研究国外月球与深空探测频率使用规划和发展趋势,探讨我国月球与深空探测频率使用需求,提出我国月球与深空探测频率建议和发展方向。     

Scheme design of the CHANG’E-5T1 extended mission

Flight schemes for the CHANG’E-5T1 extended mission are investigated in this paper. In the flight scheme and trajectory design, the remaining propellant of the CHANG’E-5T1 mission is utilized. The CHANG’E-5T1 mission is firstly introduced with feasible flight goals derived based on the terminal trajectory and satellite status. The flight schemes are designed to include a lunar return and the libration points in the Sun-Earth/Moon and Earth-Moon systems, with an emphasis on the Earth-Moon triangle libration point thus far unexplored. Secondly, three schemes are proposed for the CHANG’E-5T1 extended mission with different flight goals. The direct libration point orbit transfer and injection method is adopted to solve the issue in the transfer trajectory design. Furthermore, an innovative concept is proposed to transfer from the Earth-Moon collinear libration point to the triangle point using the Sun-Earth/Moon libration point. Finally, the merits and drawbacks of the three schemes are discussed in terms of flight time, control energy and frequency, flight distance, and goal value. As a result, the scheme including a lunar return and the Earth-Moon L2 libration point is selected for the CHANG’E-5T1 extended mission. A flight to the Earth-Moon libration point is achieved, replicating the achievement of the ARTEMIS mission.     

载人月球探测轨道设计的挑战与技术发展趋势

轨道设计是载人月球探测工程中的一个重要问题,直接影响工程实施的效果、甚至成败。本文概述了载人月球探测工程中涉及的飞行轨道,指出了轨道设计所面临的三方面挑战,即飞行轨道方案、轨道设计效率、任务全局最优化的挑战;简要介绍了国内外载人月球探测轨道设计的研究进展;提出了当前载人月球探测轨道设计需要重点突破的几个关键技术问题,包括一体化轨道设计与优化、应急任务轨道设计、地月空间任务高鲁棒性轨道设计、月球轨道空间站的轨道设计和地月空间轨道通用设计软件等问题。     

任务可靠度的估算分析

飞机设计工作中一项十分重要的任务是产品可靠性设计,本文回顾了任务可靠性的基本概念,给出了能够确定飞机完成任务可能性的任务可靠度的估算方法。在此基础上,为说明任务可靠度估算的实际过程,本文最后对某型飞机电传控制系统任务可靠度进行了分析,并给出了分析结论。     

Lunar Reconnaissance Orbiter Overview: The Instrument Suite and Mission

NASA’s Lunar Precursor Robotic Program (LPRP), formulated in response to the President’s Vision for Space Exploration, will execute a series of robotic missions that will pave the way for eventual permanent human presence on the Moon. The Lunar Reconnaissance Orbiter (LRO) is first in this series of LPRP missions, and plans to launch in October of 2008 for at least one year of operation. LRO will employ six individual instruments to produce accurate maps and high-resolution images of future landing sites, to assess potential lunar resources, and to characterize the radiation environment. LRO will also test the feasibility of one advanced technology demonstration package. The LRO payload includes: Lunar Orbiter Laser Altimeter (LOLA) which will determine the global topography of the lunar surface at high resolution, measure landing site slopes, surface roughness, and search for possible polar surface ice in shadowed regions, Lunar Reconnaissance Orbiter Camera (LROC) which will acquire targeted narrow angle images of the lunar surface capable of resolving meter-scale features to support landing site selection, as well as wide-angle images to characterize polar illumination conditions and to identify potential resources, Lunar Exploration Neutron Detector (LEND) which will map the flux of neutrons from the lunar surface to search for evidence of water ice, and will provide space radiation environment measurements that may be useful for future human exploration, Diviner Lunar Radiometer Experiment (DLRE) which will chart the temperature of the entire lunar surface at approximately 300 meter horizontal resolution to identify cold-traps and potential ice deposits, Lyman-Alpha Mapping Project (LAMP) which will map the entire lunar surface in the far ultraviolet. LAMP will search for surface ice and frost in the polar regions and provide images of permanently shadowed regions illuminated only by starlight. Cosmic Ray Telescope for the Effects of Radiation (CRaTER), which will investigate the effect of galactic cosmic rays on tissue-equivalent plastics as a constraint on models of biological response to background space radiation. The technology demonstration is an advanced radar (mini-RF) that will demonstrate X- and S-band radar imaging and interferometry using light weight synthetic aperture radar. This paper will give an introduction to each of these instruments and an overview of their objectives.     

管道网络算法在涡轮内冷叶片换热计算中的应用

基于管道网络算法的概念,开发了适用于内冷通道换热计算的程序,耦合外流场求解程序HIT3D,以Mark II叶片实验工况5411的结果做验证,传热系数和温度的计算值与实验值有着较好的吻合.在此基础上,对某型高压涡轮动叶内冷通道的复杂流路,建立流体网络计算模型.对原型结构吸力面一侧叶顶新增一排气膜孔,并对前部和后部蛇形通道的两组相邻通道间新增连接起平衡作用的贯通孔各3个.改型设计和原型都用开发的管道网络程序计算流动和换热参数.结果显示:在入口冷气边界条件相同条件下,相对原型,改型设计最高温度和平均温度都有10K以上的降低,叶片吸力面局部高温区集中的状况改有所善.改型设计效果在CFX全三维模拟中亦得到证实.      

惯导系统传递对准技术研究及海试验证

设计了抖动偏频激光陀螺捷联惯导系统的动基座传递对准方案,并进行了仿真计算及海上试验验证。激光陀螺捷联惯导系统采用该传递对准方案在试验船上完成了数十次海上传递对准试验,结果表明,该传递对准方案具有如下优点:在传递对准过程中,不专门要求载体作加速或S型机动运动;抗载体扰动运动的能力强;对准精度高。     

用于飞机概念设计的设计要求输入和初步定参数环境

为了在飞机概念设计过程中给新型号的设计要求组织和基本参数估算提供便捷且可扩展的工具而开发了设计要求与初步定参数环境(EDRIPS)。在这一环境中，设计可以通过友好的用户界面交互地输入飞机的性能要求、构造任务剖面和选取有效载荷，然后以此为基础从约束分析所得的可行域中选取设计点，进而利用一种改进的估算飞机起飞重量的方法进行任务分析以得到飞机的基本设计参数。介绍了各模块的实现措施和所采用的方法。最后通过对一个设计实例的分析验证了EDRIPS应用于飞机概念设计的有效性和可靠性。     

月壤原位资源的月球基地3D打印技术

月球基地建设面临高真空、强辐射、极端温度等苛刻环境条件和资源受限约束,具有重要的科研价值。针对未来月球科研站的建设需求,本文采取上行资源与月壤原位资源相结合的建设思路,对月球基地构型、建筑构件、设备、能源以及建造方法进行了研究,并对成型工艺及基础性能进行了初步验证。针对建筑物和构筑物外层围护结构施工,提出了一套利用充气气囊、3D打印月壤砖和月壤袋三者结合的新型技术方案,并设计了相应的具有榫卯结构的月壤砖和拱轴线骨架形式的夹芯结构月壤袋。研究表明,内拉+外约束形式制作的月壤袋,拱顶承载力1 kN,构件尺寸误差约9.5%;3D打印月壤混凝土平均抗压强度为31.6 MPa,平均劈裂抗拉强度为2.0 MPa,达到了C20混凝土强度水平。月壤3D打印技术可为月球基地建设提供一种可能的发展途径。